[发明专利]一种火箭发射燃气流冲击模拟试验装置

说明书

本发明公开了一种火箭发射燃气流冲击模拟试验装置，该装置包括试验台板、试验架、测试板、锥形头导向杆、发动机以及固定支架，所述试验台板的上表面开有条形的滑槽，所述试验架的底端置于所述滑槽中，所述试验台板和所述试验架通过螺栓固定连接，所述测试板固定于所述试验架上，所述锥形头导向杆具有锥形头前端以及平头末端，所述锥形头前端抵触所述测试板的外侧面，所述平头末端与所述发动机的喷口连接，所述测试板的内侧面固定连接传感器，所述发动机固定于固定支架上。本发明涉及的火箭发射燃气流冲击模拟试验装置具有生产周期短、测试时间短、结构简单、成本较低等突出优点。

技术领域

本发明涉及发射燃气动力学技术领域，更为具体地，本发明为一种火箭发射燃气流冲击模拟试验装置。

背景技术

发射燃气动力学是专业空气动力学分支学科之一，与空气动力学作为航天技术“先行官”功能一样，在火箭发射技术领域特别是火箭发射技术研发中起着先期性把关作用。发射燃气动力学指导发射技术研发主要体现在两个方面：一是在发射技术方案论证阶段，提供影响发射系统、火箭的燃气流冲击、烧蚀力、热总体环境等参数，并明确燃气流冲击、烧蚀力与热具体环境分布范围及强度大小；二是在发射技术的具体开发阶段，明确影响发射系统、火箭的具体设备、仪器燃气流冲击、烧蚀力、热具体环境等参数，用来支撑指导气动布局设计、结构热防护设计以及结构强度设计。

发射燃气动力学发展与理论关系密切，与试验更是密不可分。现有的检测燃气流场影响的试验系统复杂，且校验理论结果的试验系统试验周期较长，主要表现为：一是以往检测燃气流影响的试验系统由火箭发动机与发射平台组成，燃气流冲击试验均是采取试验系统的缩比试验或发射过程中的搭载试验：若采用缩比试验，需要将火箭发动机与发射平台按照设计状态进行等比例缩小，生产周期长且系统复杂；若采用搭载试验，需要在找到合适的发射任务下进行不同系统的长时间协调，试验测试周期较长；二是燃气流的高温、高速与成份相极其复杂，为减小燃气流对发射平台的影响，往往会对发射平台进行反复优化，需比对不同燃气流作用下的影响，理论计算周期时间较长，为验证理论计算结果的正确性，若再进行燃气流影响的缩比试验或搭载试验验证，其必然会大幅度增加研制周期、增加了研发投入成本。基于以上的原因可以看出，火箭发射燃气流冲击模拟试验研究的快速性和重要性不言而喻。

因此，基于现有火箭发射燃气流冲击模拟试验系统存在的研制周期长、测试周期长、计算周期长、试验系统结构复杂、研发投入成本高等问题，如何减少研制周期和测试周期、简化试验系统的结构，成为了本领域技术人员亟待解决的技术问题和始终研究的重点。

发明内容

为解决现有的火箭发射燃气流冲击模拟试验系统存在的研制周期长、测试周期长、计算周期长、试验系统结构复杂、研发投入成本高等问题，本发明创新地提出了一种火箭发射燃气流冲击模拟试验装置，有效替代了现有的缩比试验方案和搭载试验方案，从而通过简易试验装置结构有效地解决现有技术存在的测试周期长、计算周期长、试验系统结构复杂、研发投入成本高等问题。

为实现上述的技术目的，本发明公开了一种火箭发射燃气流冲击模拟试验装置，所述装置包括试验台板、试验架、测试板、锥形头导向杆、发动机及固定支架，所述试验台板的上表面开有条形的滑槽，所述试验架的底端置于所述滑槽中，所述试验台板和所述试验架通过螺栓固定连接，所述测试板固定于所述试验架上，所述锥形头导向杆具有锥形头前端和平头末端，所述锥形头前端抵触所述测试板的外侧面，所述平头末端与所述发动机的喷口连接，所述测试板的内侧面固定连接传感器，所述发动机固定于所述固定支架上。

基于上述结构，本发明在实现燃气流冲击模拟功能的前提下，有效地降低了研发时间、计算时间及试验时间，而且本发明的模拟试验装置还具有结构简易、易实施、成本较低等突出优点。

进一步地，所述装置还包括调节螺钉，所述调节螺钉同时与所述测试板、所述试验架固定连接。